Lanceurs orbitaux réutilisables, semi-réutilisables et Agence Spatiale Européenne

[Geb]

Bonjour à tous,

Cette discussion a pour objectif d'explorer les propositions et développements afférents aux programmes européens FESTIP (proposé en novembre 1987 et financé de janvier 1994 à décembre 1998), au défunt FLTP et à son remplaçant le FLPP (approuvé en février 2004), qui est toujours d'actualité.

Voici les articles qui ont motivé l'ouverture de ce fil de discussion...

Pour le Future European Space Transportation Investigations Programme (FESTIP) :

- La 87e édition (août 1996) du bulletin trimestriel de l'ESA, "Towards Reusable Launchers - A Widening Perspective" (article page 58 à 65) par H. Pfeffer.
- La 97e édition (mars 1999) du bulletin de l'ESA, "Possible Future European Launchers - A Process of Convergence" (article page 11 à 19) par Christian Dujarric.

Pour le Future Launchers Preparatory Programme (FLPP) :

- La 123e édition (août 2005) du bulletin de l'ESA du bulletin de l'ESA, "The Road to the Next-Generation European Launcher" (article page 2 à 12) par Jürgen Ackermann, Jérôme Breteau, Jens Kauffmann, Guy Ramusat et Giorgio Tumino.

Je souhaite concentré la discussion sur les concepts orbitaux réutilisables ou semi-réutilisables. Je propose également de nous documenter un peu plus sur le fonctionnement de l'ESA.

En outre, je souhaite préciser que les articles de Wikipédia ne me sont d'aucun intérêt dans cette discussion. Par contre, je ne vois aucun inconvénient à poster ici d'éventuels liens qui se trouveraient dans lesdits articles. J'aimerais voir dans cette discussion principalement des articles de presse et de publications scientifiques, des sites internet pertinents (comme celui de l'ESA par exemple) ainsi que de présentations PowerPoint lors de Congrès.

En la matière, j'ai déjà trouvé ceci :

Une présentation de Ralf Klädtke à l'occasion du ESA Technology Programmes Workshop à Lisbonne (Portugal), "A System Driven Approach for Future Launcher Technology" (8 mai 2003).

Une présentation de Martin Sippel, Chiara Manfletti et Holger Burkhardt à l'occasion du 54e Congrès de l'International Astronautical Federation à Bremen (Allemagne), "Long-Term / Strategic Scenario for Reusable Booster Stages" (29 septembre – 3 Octobre 2003).

Une présentation de J. Kauffmann à l'occasion de la DGLR / CEAS European Air and Space Conference 2007, "Space Transportation Systems - System Concepts" (26 juin 2007).

Sur le site de l'ESA, "Next-generation launchers" (9 Octobre 2008).

Deux publication de G. Pezzella et al., présentée à l'occasion du 20e Congresso Nazionale dell'Associazione Italiana di Aeronautica e Astronautica (AIDAA) à Milan (Italie) en juin 2009 :

- "Aerothermodynamic Analyses of Four Reusable Launchers in the Framework of ESA Future Launchers Preparatory Programme",

- "The Italian Contribution to the Next Generation Launcher in the Framework of ESA Future Launchers Preparatory Programme".

Bonne lecture.
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[Geb]

Bonjour,

Je viens de remarquer que dans la 123e édition du bulletin de l'ESA, dans l'encadrement en page 10 intitulé "The European Heritage Regarding RLVs", il y a un passage intéressant concernant les programmes qui ont précédé le FESTIP :

Several system studies were conducted during the 1980s to investigate possible concepts for a European RLV, both at ESA level (FLS, WLC, RRL, FESTIP, as well as the Hermes Programme which included some RLV-related technologies and facilities) and at national level (Hotol, Sanger, Taranis, Star-H, WLC, STS 2000, FLS and RRL).

"FLS, WLC, RRL..."

Je suis donc retourné sur le site de l'ESA et j'ai trouvé ceci :

Studies Per Block - Technology and Infrastructure

Ce sont toutes une série d'anciens contrats de l'ESA qui sont terminés. On peut en retrouvé la liste plus complète ailleurs sur le site, comme ici :

Studies Reports

Il y a 5 contrats/programmes antérieurs au FESTIP qui ont attiré mon attention :

Reusable Rocket Launchers

contractor(s): Aerospatiale, Dornier, DASA

The purpose of the study was to identify the architecture of a partially or fully reusable launcher based on the hardware developed for Ariane 5.
A further requirement was that the cost into orbit should be lower than that of Ariane 5. The requirement for using existing technologies led to selecting TSTO VTHL configurations.

Phase 1 showed that an Ariane 5 with reusable cryogenic boosters was feasible but that the performance gain was insufficient to justify the development of a new booster.
Phase 2 was a refinement of phase 1, adding cost assessment and additional modifications ( such as in-flight ignition of core stage). The results led to a decrease in payload but to a decrease in cost allowing break-even at 6 reuses. The specific cost was however increased. Phase 3 took stock of the insufficient thrust of the Vulcain motor, noted that there was a limit to the separation velocity around 2300 m/s (Mach 6) and assumed instead the more powerful RD170 motor, in a mono-booster configuration. This allowed to keep the Ariane 5 payload at 24 tonnes. The study showed that one should not expect more than 20 to 30 reuses and that the semi-reusable RRL was only 15-20 % less expensive than Ariane 5. Phase 4 allowed more drastic changes to the vehicle (but kept the definition of the boosters of the vehicle of phase 1). The second stage was assumed to be completely reusable as it was not expected that otherwise costs could be decreased. Mono and bi-booster configurations were thus examined. The result was completely negative. The technically most feasible vehicle appeared thus as a L350/H180, even if it does not appear to be economically viable. SSTO systems offer better potential, even if technically more marginal.

Air Cooling, Liquefaction, Separation and Storage for Single Stage to Orbit Launchers

contractor(s): Techspace Aero (B)

The purpose of the study was to obtain an overall view of implications of air liquefaction, on-board storage, separation and later reuse in the rocket mode for a future launcher, to formulate the equations for cooling, liquefaction and separation with gaseous and liquid hydrogen at various flow rates, to derive simplified parametric relations between H2 flow and amount of air liquefied, to define separation systems of liquid oxygen and to establish a trajectory model with air liquefaction, separation and storage.

Technical results were as per the objectives, a design space for liquefaction has been defined. They will be used for the FESTIP system study and for the Heat Management Technology Contract in FESTIP.

Reusable Rocket Launcher

contractor(s): Aerospatiale (F)

After the Future Launcher System (FLS) studies, started in 1986, imagined new concepts, it became apparent that rather than inventing concepts, it would be useful to see how far one could go using existing technologies. An early study had examined whether the recovery of parts of Ariane 5 could save cost. The least unfavourable solution was to use a winged first stage that flies back. There is a decrease in payload compared to the current values. The estimated decrease in recurrent cost does however not exceed 10% compared to present cost.

The objective of this study was to determine the cost-effectiveness of the use of Ariane 5 type technologies (and other off-the-shelf technologies) in a fully reusable vehicle: Two-Stage-To (Leo)-Orbit (TSTO).

No satisfactory solution can be found, as, when going from a TSTO with recoverable first stage to a fully recoverable TSTO, the payload is practically decreased by the dry mass of the second stage. The negative aspect of these results must be tempered by the fact that there was a penalty built into the problem, namely that the attachment points of the boosters had to be conserved, preventing full optimization.

The results of the study have been included in the Data Base of the Future European Space Transportation Investigations Programme (FESTIP).

Reusable Rocket Launcher Demonstrator

contractor(s): DASA, Alenia, ESYS, IABG, MMS, Raufoss, SAS

Assuming the usefulness of a technology demonstrator to develop a progressive approach on technical problems to avoid premature commitments and spread expenditures over time, the study aims at defining an affordable vehicle that would allow to investigate critical areas for a reusable launch vehicle, such as ground operations, and to the extent possible, somewhat less critical technologies.

The study has defined a winged, vertical starting and horizontal landing rocket vehicle, allowing to reach according to the version, a Mach number of 4 or 8, propelled by HM7B motors. The "development" cost of the slow version is estimated at 500 MAU and that of the fast version at 700 MAU. The difference between the two versions is that the slow version does not really allow experimental thermal studies.

The study results are an input to the selection process aiming at defining the configuration of future vehicles. They show that the statements heard in the US about costs of a few hundred MAUs are very optimistic. The results also show that for 500-700 MAU, only a small part of the total needed technical data can be obtained, basically that on the reuse of the propulsion system.

Winged Launcher Configurations Study

contractor(s): DASA, BAe, Rolls-Royce, MTU, Fiat Avio, MAN, Dornier, Erno + consultants

The purpose of the study was to analyse various launcher configurations in order to identify the one offering the best potential for launch cost reduction. As propulsion and configuration had conflicting requirements, the study started by iterating alternatively on propulsion and configuration. The study started by comparing HOTOL-like and Saenger like vehicles, then moved to a NASP-like SSTO and an Interim-Hotol-like An225/ALRR. Then it abandoned air-breathing vehicles and In the last phase the study considered a Delta-Clipper like VTVL-SSTO and a Horus-like VTHL-SSTO, along with an HTHL-SSTO that proved not feasible.

Study showed that Saenger type TSTO (HTHL/air breathing) and the HTHL/Rocket did not allow to reach the required performance for the given mission. A NASP-type SSTO is very complex and an An225/ALRR system meets the requirements with launch costs at 50 to 60% of that of AR5 similar to that of a Saenger-type TSTO vehicle. For the latter development is 65-75 % of life-cycle cost. Most promising were Delta Clipper like SSTO vehicles and Horus like SSTO vehicles. Advanced technologies push costs up but in many cases are generic and always of interest.

The activity is taken over by FESTIP. Part of the acquired experience flows also into the Reusable Rocket Launcher Demonstrator study.

En résumé, il y aurait donc eu, au sein de l'ESA et avant le FESTIP :

- le programme Future Launcher System (FLS), commencé en 1986,

- le programme Reusable Rocket Launchers (RRL), terminé en 1988 et suivi des programmes Reusable Rocket Launcher et Reusable Rocket Launcher Demonstrator terminés en 1993,

- le programme Winged Launcher Configurations (WLC), terminé en 1993.

Sans oublier le programme Hermès, d'abord français, puis européen avec une part de financement de 45% pour la France et de 30% pour l'Allemagne.

Cordialement.

[Geb]

Bonjour,

En page 13 de la 97e édition (de mars 1999) du bulletin de l'ESA, dans l'article de Christian Dujarric intitulé "Possible Future European Launchers - A Process of Convergence", on peut lire ceci :

All things considered, the most realistic air-breathing engine for a near-term European TSTO launcher was found to be an advanced large turbojet for operation up to Mach 4.

Le développement d'un gros turboréacteur avancé capable d'atteindre Mach 4, destiné à la propulsion du premier étage aérobie d'un lanceur orbital bi-étage était donc considéré par l'ESA comme l'option "aérobie" la plus réaliste, par rapport à toutes les autres options analysées.

Cette option correspond au concept de lanceur bi-étage entièrement réutilisable FSSC-12, qui est brièvement décrit un peu plus loin, toujours en page 13 de l'article de Dujarric :

Concept FSSC-12: TSTO fully reusable with air-breathing first stage; two variants: simple geometry and cross-feeding, advanced aerodynamics geometry

J'ai trouvé un article très complet sur les deux variantes du concept FSSC-12, publié dans l'édition de novembre-décembre 2001 de la revue bimestrielle américaine "Journal of Propulsion and Power" :

Synthesis of a FESTIP Airbreathing TSTO Space Transportation System

La configuration dite à "géométrie simple" correspond au FSSC-12 à ailes en delta (baptisé "FSSC-12D") et la configuration dite "à géométrie avancée" correspond à la version à ailes trapézoïdales (baptisé "FSSC-12T"). Il est important de noter que les moteurs-fusée de l'orbiteur de la version FSSC-12T sont allumés à partir de Mach 1,3, en conjugaison avec les moteurs aérobies du premier étage, et ce, jusqu'à la séparation. Afin, d'éviter toute augmentation de masse préjudiciable de l'orbiteur, ce dernier utiliserait un supplément de carburant embarquée dans le premier étage pour s'alimenter (le fameux "cross-feeding" dont parle l'article de Dujarric).

La taille de l'orbiteur est identique dans les 2 cas : 38,0 m de long pour 20,7 m d'envergure. La longueur des premiers étages est de 86,0 m et 72,0 m et l'envergure est de 37,0 et 36,6 m pour les versions D et T respectivement. Le coût de développement du premier étage (directement lié à la masse à vide du véhicule) était estimé (fin 2001 donc) à 10 milliards d'euros pour la version T, contre 12 milliards d'euros pour la version D.

Les caractéristiques principales des 2 configurations sont résumées dans le tableau 4 en haut de la page 7.

Bonne lecture.

[inviteec0d6e6f]

Salut a Geb et a tous, après une longue absence.

En fait, si je résume ce que je considère le problème du réutilisable (je dis je car je ne détiens pas LA vérité) :

Techniquement, c'est possible, mais économiquement, il faudra attendre de gros progrès dans le domaine du scramjet pour que ça puisse concurrencer les solutions actuelles, dans un marché de plus en plus concurrentiel, qui, donc, tire toujours plus les couts de lancement vers le bas.
C'est pas pour rabâcher, mais il faut rappeler que le seul réutilisable de l'histoire a été un échec commercial retentissant.
Le shuttle, bien sûr.
Certes complètement plombé par des spécifications militaires incorporées pendant le projet, mais qui n'aurais de toute façon jamais pu être concurrentiel sur le plus gros marché a forte croissance de son époque : l'envoi de satellites civils.

Je pense que la miniaturisation risque bien de faire exploser le secteur des "très petites" fusées d'ici quelques temps, en permettant a des entreprises qui n'en avaient pas les moyens, d'accéder a des micro satellites beaucoup moins cher que ce qui se fait a minima sur le marché actuel.
Que, donc, le marché de ces petites CU va peu a peu grignoter significativement des parts de marché au cours de la prochaine décennie.
Dans ce contexte, je ne vois pas un très bel avenir pour le réutilisable sans véritable gain sur les couts nets de chaque tir, par rapport aux solutions lourdes actuelles.
Or, le réutilisable coute cher ENTRE les tirs, pour le reconditionnement, et il faudra être capable, ici aussi, de limiter ces dépenses.

Je ne vois qu'un scram fiable et avec de très bonnes caractéristiques d'exploitation qui pourrait remplir ce cahier des charges.
Et on y est pas vraiment.
Mais il faut bien entendu que les recherches continuent et les progrès s'accompliront.

[A voir en vidéo sur Futura]

[Geb]

Salut Carcharodon,

Techniquement, c'est possible, mais économiquement, il faudra attendre de gros progrès dans le domaine du scramjet pour que ça puisse concurrencer les solutions actuelles, dans un marché de plus en plus concurrentiel, qui, donc, tire toujours plus les couts de lancement vers le bas.

Si je résume ce que je considère le problème du scramjet, je souscris entièrement au propos tenus le 2 juin 2001 par Alan Bond dans un article intitulé "Nasa to test the 5,000mph surfboard that could lead to hypersonic travel", du journal britannique The Independent :

Scramjets are like Formula 1 cars whereas to get into space, you need the equivalent of a dragster, which will accelerate to top speed very quickly. Scramjets are fine for mixed speeds and cruising say, if you want a Mach 10 cruise missile but they are really not for getting into orbit.

Quant au "marché de plus en plus concurrentiel" qui tirerait "toujours plus les coûts de lancement vers le bas", je ne suis pas convaincu. Les "solutions actuelles" sont largement (c'est un euphémisme) subventionnées. En outre, les prix n'ont commencé à baisser que depuis l'initiative de SpaceX qui est peut-être le prestataire de services de lancement le plus subventionné de tout le secteur.

C'est pas pour rabâcher, mais il faut rappeler que le seul réutilisable de l'histoire a été un échec commercial retentissant.
Le shuttle, bien sûr.
Certes complètement plombé par des spécifications militaires incorporées pendant le projet, mais qui n'aurais de toute façon jamais pu être concurrentiel sur le plus gros marché a forte croissance de son époque : l'envoi de satellites civils.

Au départ, en 1969, le Shuttle aurait pu être le concept DC-3 de Max Faget : un lanceur orbital bi-étage entièrement réutilisable, capable de satelliser une charge utile maximale de 5580 kg, en embarquant également 4 astronautes, ce qui aurait tout de même coûté, selon les estimations de l'époque, 5,912 milliards de dollars de 1969 (l'équivalent de 37 milliards de dollars de 2012). Le problème c'est qu'il consistait à développer 2 véhicules et aurait coûté, en augmentant la charge utile jusqu'à 22680 kg (le "minimum syndical" après l'entrée de l'US Air Force dans le programme), environ 10 milliards de dollars (de 1969), 2 fois ce que le Congrès américain se disait près à payer à l'époque.

Comme tu l'as si justement fait remarquer, ce qui a tuer le projet, c'est surtout l'intervention de l'US Air Force, qui en prenant une part très importante dans le financement du budget du programme, à imposer ses exigences : une charge utile initiale de 30 tonnes et une capacité de déplacement perpendiculaire à la direction du vol ("cross-range") d'au moins 2000 km pendant la rentrée atmosphérique. Le DC-3 étant capable de seulement 900 km de "déplacement perpendiculaire", ça a été malheureusement le coût de grâce pour cette très bonne proposition qui, si elle avait pu être développée, aurait pu franchement réduire le coût d'accès à l'orbite terrestre...

Pour finir, je dirais que les exigences de l'USAF ont été préjudiciables aussi aux dimensions de l'orbiteur de la navette, qui avait 2 gros défauts : il était trop lourd et avait une surface destinée à la dissipation de la chaleur trop peu importante.

D'ailleurs, pour en revenir un peu au sujet des projets européens, comparons si tu le veux bien l'orbiteur du concept FSSC-12 et l'orbiteur de la navette spatiale américaine :

La navette spatiale américaine pesait 78 tonnes à vide pour 37,24 m de long et 23,79 m d'envergure. Le concept d'orbiteur européen exploré dans la publication mentionné dans mon précédent message pèserait 33 tonnes pour 38 m de long et 20,7 m d'envergure.

Cela signifie qu'il aurait 88,8% de la surface pour 42,3% de la masse à vide de l'orbiteur de la navette spatiale américaine. Lors de la rentrée atmosphérique, l'énergie cinétique à dissiper par unité de surface serait donc 2,1 fois moins importante. La loi de Stefan-Boltzmann étant en T4, un facteur 2,1 correspond a une diminution de la température moyenne théorique de 16,9% sur toute la surface de l'orbiteur européen, par rapport à son homologue américain. Ceci équivaut à une diminution de près de 340 K sur les surfaces les plus chaudes. Bien sûr je ne prétends pas à l'exactitude, mais plutôt à une approximation.

Hors, 340 K à des températures d'échauffement approchant 2000 K, il n'y avait pratiquement aucun matériau durant les années 1970 capables de résister, mise à part les choix effectués lors du programme navette. Réduisez cet échauffement de plus de 300 K et une dizaines de matériaux (peut-être même une vingtaine) deviennent envisageables. Ceci aurait permis en définitive de ce passer des tuiles et surtout, de leur remplacement entre chaque vol.

Je pense que la miniaturisation risque bien de faire exploser le secteur des "très petites" fusées d'ici quelques temps, en permettant a des entreprises qui n'en avaient pas les moyens, d'accéder a des micro satellites beaucoup moins cher que ce qui se fait a minima sur le marché actuel.
Que, donc, le marché de ces petites CU va peu a peu grignoter significativement des parts de marché au cours de la prochaine décennie.

Si le marché des petites CU devait "grignoter significativement des parts de marché", le coût absolu par lancement baisserait, mais le coût par kilogramme en orbite augmenterait. Ce qui n'est peut-être pas la meilleure stratégie.

Dans ce contexte, je ne vois pas un très bel avenir pour le réutilisable sans véritable gain sur les couts nets de chaque tir, par rapport aux solutions lourdes actuelles.
Or, le réutilisable coute cher ENTRE les tirs, pour le reconditionnement, et il faudra être capable, ici aussi, de limiter ces dépenses.

Je suis persuadé qu'une solution comme le Skylon est la meilleure solution à long terme. Franchement, étant donné la progression actuelle des chercheurs Américains et Australiens, je ne vois pas un scramjet prendre le relais du Skylon (s'il est effectivement mis au point) ou de ses éventuels successeurs avant la fin du siècle. D'ici là, avec un peu de chance, les lanceurs orbitaux monoétages développés sur le principe du Skylon pourraient avoir déjà réduit le coût de l'accès à l'espace d'un facteur 50 à 100 (d'après les estimations de REL).

Je ne vois qu'un scram fiable et avec de très bonnes caractéristiques d'exploitation qui pourrait remplir ce cahier des charges.
Et on y est pas vraiment.
Mais il faut bien entendu que les recherches continuent et les progrès s'accompliront.

En ce qui me concerne, le scramjet est juste bon à nous faire miroiter un avion de ligne capable de vitesses de croisière de Mach 8 à 10, mais encore une fois, pas avant la fin du siècle à mon avis. Bien que, moi non plus je ne prétendrai pas connaître LA "vérité révélée" sur l'avenir du scramjet.

Cordialement.

[inviteec0d6e6f]

Quant au "marché de plus en plus concurrentiel" qui tirerait "toujours plus les coûts de lancement vers le bas", je ne suis pas convaincu. Les "solutions actuelles" sont largement (c'est un euphémisme) subventionnées. En outre, les prix n'ont commencé à baisser que depuis l'initiative de SpaceX qui est peut-être le prestataire de services de lancement le plus subventionné de tout le secteur.

Si les russes viennent tirer des soyouz de Kourou, c'est pour quelle raison a ton avis ?
La réponse est simple : tirer les couts vers le bas, et s'allier avec leur principal concurrent qui a bouffé une part majoritaire du marché du GEO GRACE a ces prix inférieur (dû principalement a l'emploi en binôme des satellites par Ariane) je ne te fais pas un dessin.
Quand a Space X, 1 tir commercial réussi (je ne parle pas du dragon) en 12 ans, Space X, c'est absolument personne sur le marché de la satellisation commerciale a l'heure actuelle.
Les indiens et les chinois ont plus de réalisation civiles que spaceX, qui nous promet Mars sans même avoir de clients civils pour leur fusée...

Si le marché des petites CU devait "grignoter significativement des parts de marché", le coût absolu par lancement baisserait, mais le coût par kilogramme en orbite augmenterait. Ce qui n'est peut-être pas la meilleure stratégie.

dois te rappeler ce qui a présidé a la création de la fusée Vega ?
Et pourquoi, désormais, a Kourou, on a plus seulement Ariane mais aussi Soyouz et Vega, qui vont rapidement dépasser le nombre de tirs Ariane par an ?
C'est une tendance qui va devenir de plus en plus importante : grâce à la possibilité de mettre en orbite des CU legère a un tarif BEAUCOUP moins important que ne saurait le faire un Soyouz ou une Ariane, l'accès a l'espace s'ouvre a quantité d'entreprises qui n'ont pas 200 millions de dollars (~prix d'un tir soyouz) a claquer pour mettre en orbite leurs trucs, et qui seront ravis de pouvoir néanmoins disposer d'un micro satellite a un prix considérablement inférieur.
Ceci n'est que le début.
J'ai quand même entendu beaucoup de pro du secteur qui claironnent que l'avenir est aux micro-satellites.
Et on comprend aisément pourquoi.
L'ESA et la NASA travaillent sur des petites fusées aéroportée dont le but est de satelliser des micro satellites a une fraction misérable du prix d'un Soyouz.

CA, c'est en cours de devenir une réalité industrielle au sein des agences spatiales.
Le réutilisable, ça reste des projets, dont personne, aujourd'hui, ne peut prévoir ce qui va réellement en ressortir au final, dans quelques décennies, et pas avant.

En résumé, on entre dans l'ère des micro satellites et des petites fusées, et on a strictement aucune perspective industrielle réaliste en terme de réutilisable.
Bien entendu, il y aura toujours des gros lancements, mais leur proportion va devenir se réduire au fur et a mesure du temps.

C'est exactement ce qui est en train de se passer, en ce moment, a Kourou, chez le plus important industriel du secteur : y a deux ans il ne tirait qu'un seul type de fusée, Ariane 5, aujourd'hui, il en tire 3, avec deux nouveaux lanceurs de plus en plus léger : Soyouz, puis Vega.
De même, les prévisions sur la prochaine Ariane sont des prévisions de réduction de taille de l'engin et de transport de la charge utile = Ariane 6 sera plus petite et moins capacitaire que la 5.

C'est la réalité du secteur industriel, qu'il ne faut surtout pas confondre avec celui de la recherche.

[Geb]

Bonjour,

Si les russes viennent tirer des soyouz de Kourou, c'est pour quelle raison a ton avis ?

Je pense que la "simple" réduction des coûts relève d'une analyse beaucoup trop superficielle.

Space X, c'est absolument personne sur le marché de la satellisation commerciale a l'heure actuelle.

Je suis également de cet avis. Mais c'est la seule société avec un niveau de salaire "américain" qui a eu pour ambitions de concurrencer les prix chinois dans le milieu. Cela dit, je suis le premier à dire que les subventions américaines et la comptabilité de SpaceX ne témoigne en rien d'une réelle réduction des coûts.

dois te rappeler ce qui a présidé a la création de la fusée Vega ?

Si tu veux mon avis sur ce point je te répondrais : le soutien inconditionnel du gouvernement italien.

Et pourquoi, désormais, a Kourou, on a plus seulement Ariane mais aussi Soyouz et Vega, qui vont rapidement dépasser le nombre de tirs Ariane par an ?

Je te suggère vivement de lire les articles au sujet des négociations politiques autour de Vega ces 10 dernières années... Tu verrais que le gouvernement français était ardemment opposée à l'idée d'un petit lanceur comme Vega, justement parce que selon les estimations françaises, le nombre de lancements serait insuffisant. En outre, dans un avenir proche, on n'envisage pas plus de 2 lancements par an pour Vega...

C'est une tendance qui va devenir de plus en plus importante : grâce à la possibilité de mettre en orbite des CU legère a un tarif BEAUCOUP moins important que ne saurait le faire un Soyouz ou une Ariane, l'accès a l'espace s'ouvre a quantité d'entreprises qui n'ont pas 200 millions de dollars (~prix d'un tir soyouz) a claquer pour mettre en orbite leurs trucs, et qui seront ravis de pouvoir néanmoins disposer d'un micro satellite a un prix considérablement inférieur.

Je crois que tu exagères le phénomène. C'est vrai que les micro et nanosatellites ont de l'avenir, mais c'est vrai aussi que la masse des satellites géostationnaires va augmenter à l'avenir. À ma connaissance, mettre un microsatellite dans la soute d'un satellite plus gros coûte moins chère que de développer un nouveau lanceur avec des capacités aussi réduites que celle de Vega voir Pegasus.

J'ai quand même entendu beaucoup de pro du secteur qui claironnent que l'avenir est aux micro-satellites.

Qui ?

L'ESA et la NASA travaillent sur des petites fusées aéroportée dont le but est de satelliser des micro satellites a une fraction misérable du prix d'un Soyouz.

Quelles fusées aéroportées ? À ma connaissance, l'expérience américaine Pegasus est un échec au niveau du prix... Je vois mal les Européens lancer des projets similaires dans cette situation. Mais il est fort probable que j'ai raté un article sur le sujet. Tu as des sources ?

CA, c'est en cours de devenir une réalité industrielle au sein des agences spatiales.
Le réutilisable, ça reste des projets, dont personne, aujourd'hui, ne peut prévoir ce qui va réellement en ressortir au final, dans quelques décennies, et pas avant.

Tu oublies un petit détail : les projets de lanceurs réutilisables européens sont les seuls choses dont je souhaite parler dans cette discussion. Tout simplement parce que personne ne parle des projets européens dans le domaine.

En résumé, on entre dans l'ère des micro satellites et des petites fusées, et on a strictement aucune perspective industrielle réaliste en terme de réutilisable.

À mon avis, c'est inexact. Au sujet des petites fusées, d'abord parce que plus les fusées sont petites, plus le prix par kilogramme en orbite basse est important. Au sujet du réutilisable, je pense que cette perspective industrielle existe, même en Europe. J'écrirai sur ce point dans un message ultérieur, lorsque j'aurai un peu plus de temps libre.

Bien entendu, il y aura toujours des gros lancements, mais leur proportion va devenir se réduire au fur et a mesure du temps.

À mon avis, la tendance est plutôt, certes à un développement du secteur des micro et nanosatellites, mais surtout à un renforcement de l'importance économique prépondérante du marché des lancements de satellites de télécommunications, avec une augmentation soutenue de la masse moyenne.

Cordialement.